平动点轨道编队飞行航天器自主导航方法研究

1144766066 · 发表于 2022-5-2 14:49:35

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平动点轨道编队飞行航天器在空间科学探测任务中具有广阔的应用前景。但是由于平动点航天器距离远、通讯时延长，实现自主操作非常必要。为此，本论文开展了平动点编队飞行航天器的自主绝对导航和相对导航的方法研究，为我国未来的相关任务的工程实现提供理论依据和技术支持。论文首先建立了平动点轨道编队飞行的动力学模型。对于限制性三体题目，给出了惯性参考系和旋转坐标系下的航天器绝对运动方程，以及编队航天器的相对运动方程；并给出了基于Lindstedt-Poincare理论求解平动点Halo轨道的方法。研究了基于星光角距的平动点航天器自主绝对导航方法。建立了星光夹角天文导航模型，采用Cramér-Rao误差下界方法分析了星光夹角导航方案的可观测性。设计了扩展卡尔曼导航滤波器，分析了导航参考系、主天体和导航恒星数量对平动点航天器导航系统性能的影响。然后，提出了一种结合天文观测和相对测量的平动点编队飞行航天器自主导航方法，设计了Unscented卡尔曼导航滤波器，分析了相对距离观测信息、导航状态模型对导航系统性能的影响。数值仿真验证了本文提出的自主导航方法可以在无任何航天器的姿态信息的情况下精确确定出编队航天器的绝对运动状态和相对运动状态。最后，研究了基于脉冲星观测的平动点轨道航天器自主导航方法。建立了结合星光夹角测量信息与脉冲星测量信息的联邦滤波导航方法。由于脉冲星观测信息提供距离信息，星光夹角观测信息提供方向信息，两种信息是互补的，因此联邦滤波方法被采用。

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